一、绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算（论文文献综述）
周志超[1]（2011）在《无伞末敏弹气动外形设计与气动特性分析》文中认为本文围绕无伞末敏弹的气动外形和气动特性展开研究。设计了无伞末敏弹的气动外形。进行了风洞测力实验及转速测量。研究了复杂外形弹箭流场网格的生成方法,开发了弹箭流场计算程序。对无伞末敏弹的流场进行了数值模拟,获得了无伞末敏弹的气动特性,对设计的末敏弹气动外形进行了改进。首先,提出了无伞末敏弹气动外形设计的基本原则。分析了弹体和尾翼的基本气动外形和气动特性,并进行了选型。以钝头短圆柱为弹体,分别设计了轴向折叠尾翼和径向折叠尾翼,给出了尾翼的布局方式。以平头短圆柱为弹体,设计了双片轴向折叠尾翼。建立了非对称尾翼末敏弹的坐标系,在坐标系内定义了子弹的各项气动力。给出了双翼无伞末敏弹扫描角稳定的判据。推导了尾翼气动力的积分表达式。其次,设计了无伞末敏弹的风洞实验模型,进行了低速风洞实验,得到了模型在固定和旋转条件下的气动力,并测得转速。通过实验初步掌握了模型的气动规律,明确了气动外形选择和改进的方向。第三,对无伞末敏弹流场的数值计算方法进行了研究。开发了一套完整的弹箭流场网格的生成方法。以低速预处理方法、多重网格方法和并行方法为核心,编写了一套可靠高效的解算器。采用的数值方法可用于无伞末敏弹的气动力计算,也可作为其它弹箭的流场数值模拟工具。第四,采用建立的数值方法,对无伞末敏弹气动外形的流场和气动力进行计算,分析了流场和气动特性。根据风洞实验模型的气动外形,分别生成了四片和三片尾翼末敏弹的流场网格。进行了数值计算,得到了纵向气动力系数。分析了圆柱部轴向以及尾翼弦向和展向的压力系数,并与光弹体和单独尾翼的压力系数进行了对比分析。通过计算获得了气动力随尾翼偏转角的变化规律。对在风洞实验模型基础上改型的双翼无伞末敏弹,进行了流场和气动力计算。计算的结果表明,改进的气动外形在静稳定性方面有了提高。研究了气流在尾翼弦向截面内的流动情况。通过对带和不带小翼的尾翼弦向压力的分析比较,提出了增强双翼无伞末敏弹静稳定性的方法,证明了小翼的滚转阻尼作用。
赵海洋[2]（2007）在《返回舱动态稳定性物理机理分析及被动/主动控制方法研究》文中研究指明再入返回舱为了获得较大的气动阻力并减少气动加热,通常采用钝倒锥外形,然而在跨声速区这种外形经常是动态不稳定的,受到外界扰动后容易进入表现为极限环形式的自激振动状态。目前国内外对返回舱动态失稳的物理机理及其控制方法十分关注,但仍有许多问题尚未解决。本文主要针对返回舱跨声速区的动态不稳定现象,构建适用于计算气固耦合的非定常复杂流场的时、空高阶精度格式,采用数值模拟方法探讨返回舱动态不稳定特性的物理机理;运用机理分析的结果,研究返回舱动态不稳定特性的被动控制方法;最后采用计算空气动力学、飞行力学和控制技术相结合的多学科融合的研究方法,对返回舱动态不稳定问题的主动控制方法进行初步的探索。首先,基于返回舱非定常流场多模态特性对格式精度和高分辨率的要求,引入Power限制器,对NND格式和WNND格式（包括通量型和守恒变量型）进行改进,构建了PNND格式和PWNND格式（包括通量型和守恒变量型）。在此基础上,针对不同物理问题特点,建立了时间导数离散方法不同的显式和隐式PNND格式、PWNND格式,并通过求解线性方程、一维Euler方程、三维定常/非定常Navier-Stokes方程,对PNND格式和PWNND格式进行了数值分析和代码验证。其次,采用时、空高精度的PWNND数值计算方法,分别对返回舱定常流场、强迫振动流场和自由振动流场进行了数值模拟,分析返回舱跨声速区动态不稳定机理。①定常流动计算结果表明:跨声速区,后体在整个气动力贡献中所占的比例较大;攻角较小时,后体涡核呈闭合环状;攻角增大时,后体涡环逐渐断裂为两部分,其中处于下方的马蹄涡占主导地位,控制整个回流区内的流动。②返回舱强迫振动/自由振动流场的俯仰力矩迟滞曲线基本呈双“8”字形。对前、后体俯仰力矩曲线作出分析的结果显示:返回舱的动态不稳定性主要由其后体俯仰力矩系数的滞后引起,而前体存在相位前移,起到增强返回舱动态稳定性的作用。③分析了反映返回舱动态特性的特征尺度的选取方法;根据流场与返回舱之间的能量交换关系,提出了减少流场对后体做功（减少外界能量输入）的被动控制方法,即可通过修改返回舱的后体外形来改善返回舱的动态稳定性,为返回舱动态不稳定的被动控制提供了理论依据。再次,基于返回舱动态不稳定性的机理分析,分别从修改后体外形、移动质心位置以及两者组合的方法出发,研究了各种被动控制方法对返回舱俯仰动态不稳定的控制效果。①对六种不同后体外形的返回舱自由振动流场的计算结果表明:其中五种外形都通过减少振动过程中流场对返回舱后体做功,有效地增强了返回舱的动态稳定性（与原始外形相比极限环振幅减小）,另外一种外形由于底部面积增加（造成外界能量输入增加）而没有达到控制目的。②对三种不同质心位置的返回舱自由振动流场的计算结果表明:质心位置越靠近返回舱大头顶点,振动周期越小,一个振动周期内前体对流场做的功就越多,其动态稳定性也就越好;相反,质心位置距离返回舱大头顶点越远,其动稳定性越差。③对三种修改外形与移动质心位置的组合被动控制方法的返回舱自由振动流场的计算结果表明:组合控制方法比单独一种方法能够更有效地改进返回舱的动态稳定性。最后,采用计算空气动力学、飞行力学和控制技术相结合的多学科研究方法对返回舱俯仰动态稳定性主动控制问题进行了初步的探索。利用简化的双姿控发动机组成的控制系统,采用时、空高精度数值计算方法及多种控制技术,对带横向喷流的流固耦合流场进行了数值模拟,通过计算结果分析比较了不同控制方法的控制效果。①研究了带横向喷流飞行器的强迫振动流场,结果表明:强迫振动喷流流场的气动特性与稳态喷流状态有明显的区别,飞行器的振动对横向喷流流场产生了非定常效应,使得推力放大因子随俯仰角周期变化,与固定姿态下得到的推力放大因子存在差异。②第一种经典控制方法在加大阻尼比后,能够将返回舱改出极限环振动状态,但当俯仰角速度最终稳定在零附近做小振幅振荡时,姿控发动机的控制力矩很小（控制力矩仅与俯仰角速度相关）,不能够把返回舱控制在平衡位置,偏差较大。③与第一种方法相比,第二种经典控制方法在控制量中考虑了俯仰角的贡献,阻尼比较小时,返回舱仍然很难改出极限环振动状态,提高阻尼比后,返回舱能够很快改出极限环振动状态;随着自振角频率的增加,返回舱能够在更短的时间内达到基本稳定状态,并且俯仰角收敛至更加靠近平衡攻角的位置。针对第二种经典控制方法设计了一种分段自振角频率控制策略,使得返回舱更加逼近平衡位置,控制效果得到改善。④智能化的模糊控制方法避免了经典控制方法对运动数学模型过于依赖的问题,数值模拟结果显示:除了第一种经典的模糊控制方法存在调节死区外,其它四个模糊控制算例都能够在不需要控制系统精确数学模型的基础上,对返回舱的动态不稳定特性进行有效的控制。
张伟伟[3]（2006）在《基于CFD技术的高效气动弹性分析方法研究》文中指出气动弹性分析是现代飞行器设计中的重要环节。现代气动弹性分析中的非定常气动力计算方法主要有以下两种。一种是基于传统升力面理论的线化模型。该方法效率高，已经广泛用于型号设计，但是该模型计算精度较低，也不能用于跨音速、大迎角等非线性气动弹性的研究。另一种是基于CFD技术的流场求解技术。该方法可以模拟复杂的非线性流场，适合于跨音速、大迎角等非线性气动弹性的数值模拟，但其计算效率低，不便于定性分析和参数设计。本文工作旨在缓解现代气动弹性力学的两对矛盾——计算效率和计算精度以及系统的复杂性和易分析、易设计性，开展了如下几个方面的工作：发展了一种基于CFD技术的当地流活塞理论，并推广用于气动弹性的稳定性分析。该方法运用Euler方程求解平衡位置的定常流场，然后在定常流场的基础上使用活塞理论，实现了活塞理论高效率和CFD技术高精度的结合，大大地放宽了经典活塞理论对飞行迎角、M数以及翼型形状的限制，是一种适合于超音速、高超音速气动弹性分析的高效、高精度气动力模型。发展并完善了基于CFD技术的非线性气动弹性数值仿真程序。算例验证了该程序的正确性和适用性。提出了两种基于插值技术的流体／结构动力学时域耦合仿真方法，即改进的龙格—库塔方法和杂交的Adams线性多步方法。在保证高阶耦合精度的同时，实现了在一个物理时间步内只需求解一次非定常流场，不仅减少了计算量，而且使得现有的流场求解器几乎不作改动就可用于流固耦合问题的研究。算例证明这两种耦合方法具有稳定性好、精度高、效率高和耦合简单的特点。发展了基于一种动态近似边界条件技术的非定常气动力求解方法，免去了弹性体振动时的网格运动，提高了程序的鲁棒性，适合于气动弹性研究中的非定常气动力求解。基于CFD技术和ARX模型，运用系统辨识方法，建立了基于模态坐标的降阶非定常气动力模型。耦合结构运动方程，建立了基于ROM（Reduced Order Model）技术的跨音速开环气动弹性分析模型。算例首先验证了该分析方法的正确性和精度。运用该方法揭示了Isogai Wing在跨音速区出现“S”形颤振边界的原因——颤振分支随临界动压的变化而发生转移。运用该方法研究了跨音速操纵面结构参数对机翼颤振特性的影响，算例显示一些适用于亚音速的结构设计准则和颤振排除技术不适合于跨音速状态，可能为跨音速飞行器的结构设计带来重要影响。在开环气动弹性分析的基础上，耦合控制系统，首先建立了跨音速伺服气动弹性分析模型。算例研究了典型导弹的跨音速闭环气动弹性特性，分析了控制参数对系统颤振特性的影响。研究表明伺服系统中未串联陷波器时，传感器的安放位置对导弹伺服气动弹性特性有较大影响，串有陷波器后，该导弹的伺服气动弹性特性与开环特性基本相同。而后在此基础上运用基于输出反馈的次优控制方法设计控制律，率先开展了跨音速颤振的主动抑制研究。算例选择跨音速伺服气动弹性研究的标准模型—BACT模型。运用基于Euler方程的直接伺服气动弹性仿真方法来验证该分析和设计方法的可靠性。数值仿真结果证明，这种跨音速颤振主动控制律的设计方法是正确的，并具有较好的效果。次优控制方法设计的控制律可将颤振速度提高15％左右。
史志伟[4]（2006）在《非定常自由来流对模型动态气动特性影响的实验研究》文中进行了进一步梳理随着对战斗机性能要求的不断提高,过失速机动能力已经成为下一代战斗机的重要性能指标之一。虽然关于过失速机动飞行中非定常气动力的研究已进行多年,但是过去的研究,主要集中在飞行姿态快速变化产生的非定常气动力上。然而,战斗机在完成过失速机动飞行时,飞行速度也将产生较大变化,因此在研究战斗机过失速机动飞行中的动态气动特性时,考虑飞行速度变化产生的影响是十分必要的。本文在南航非定常风洞内,以NACA0012翼型和三角翼模型为研究对象,借助动态气动力测量技术、动态压力测量技术、流场显示和PIV测量技术,对非定常自由来流中的二维翼型动态气动特性,非定常自由来流中的静态三角翼气动特性,以及非定常自由来流与三角翼俯仰运动耦合作用下的动态气动特性等,进行了详细和系统的实验研究。分析了来流速度脉动对气动特性产生的影响,分别讨论了对气动特性产生影响的物理机制。应用拓扑分析方法,分析了非定常自由来流下的三角翼空间流场瞬时流线拓扑结构。最后,对实验获得的非定常气动力数据进行了建模,分析了考虑非定常自由来流影响的非定常气动力数据对过失速机动飞行特性产生的影响。非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响研究表明,来流风速以短周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而增加,来流风速以长周期脉动时,升力系数则减小。这与翼型前缘形成的分离涡随来流速度变化在翼面上驻留的时间有关。翼型俯仰运动与非定常自由来流耦合运动下的动态气动特性研究结果表明,耦合运动下的升力系数的迟滞回线比单独俯仰运动时扩大,最大升力系数的值比单独俯仰运动时增加。来流风速的影响作用,在模型静态失速攻角前后表现的最为明显,这是因为来流风速的减速使得模型动态运动过程中产生的前缘涡从翼型上的脱落过程进一步减缓。非定常自由来流对静态三角翼模型气动特性的影响研究表明,来流减速和加速过程对三角翼背风面空间流场结构和强度产生的影响,是导致三角翼模型气动特性产生变化的主要原因。对三角翼上流动结构影响最显着的,是当前缘涡在翼面上发生破碎以后。而对于小攻角下的附着流动以及很大攻角下的完全分离流动,三角翼上的流动结构变化则表现的不明显。通过对非定常自由来流变化过程中,翼面横截面内的瞬时流线拓扑结构的分析表明,随着来流风速的减小,三角翼上的涡的破碎位置向下游移动,而来流风速的加速过程又使涡的破碎位置提前。横截面内的流动拓扑结构的变化可以大致判断前缘集中涡的破碎位置变化。三角翼模型单独俯仰运动的实验研究表明,并不是在所有情况下模型的俯仰运动都会产生明显的动态迟滞特性。产生较大动态迟滞特性的运动,是模型上的流动经历了多种流动形态变化的运动,特别是在模型静态失速攻角前后范围内的运动,此时减缩频率的影响也最明显。来流风速脉动与三角翼模型俯仰运动耦合作用的实验研究表明,在小攻角附着流动和很大攻角完全分离流动的情况下,模型俯仰与来流脉动的耦合作用对模型气动特性的影响并不是很明显。而当模型动态运动经历较大流态变化时,特别是在模型静态失速攻角前后,来流风速脉动使气动特性的迟滞回环进一步扩大,并增大了模型的最大升力系数,推迟了动态失速攻角的出现。流动显示和PIV测量结果说明,模型上仰运动时,来流风速的减速过程对前缘涡的破碎起到进一步的推迟作用,而来流风速的加速过程则促进了前缘涡的破碎。非定常气动力数学模型的研究表明,不论是模糊逻辑模型还是基于模糊聚类分析的模糊神经网络模型,对于多变量输入输出系统来说都是比较好的建模方法,有较强的预测能力。而模糊聚类分析方法则很好地解决了模型的结构辨识问题,提高了计算速度。过失速机动中70迎角定直飞行的仿真计算表明,考虑来流非定常变化的非定常气动力数据,对战斗机的飞行特性和飞行控制律都产生了明显的影响,因此在新一代战斗机的设计、研制中,必须加以考虑。
张伟伟[5]（2004）在《超音速、高超音速非线性气动弹性问题研究》文中提出运用超音速、高超音速气动力工程计算方法和本文发展的当地流活塞理论计算非定常气动力，耦合结构运动方程，实现了热环境中带有伺服机构的气动弹性的时域仿真。 验证、分析了各种超音速、高超音速气动力工程计算方法，将各种工程方法统一起来，用于求解任意外形的飞行器气动力。通过与CFD计算结果和实验结果的比较证明该综合工程方法具有较广的应用范围，并将其推广到非定常气动力的计算。发展了一种运用定常CFD方法和活塞理论求解超音速、高超音速非定常气动力的新方法—当地流活塞理论。通过与非定常CFD方法和活塞理论的比较，证明当地流活塞理论具有精度高、使用范围广、效率高等优点，可以弥补原有活塞理论的很多局限性，其计算量比非定常CFD方法小得多。 运用上述的非定常气动力求解方法，耦合结构动力学方程，实现超音速、高超音速气动弹性的模拟。通过与大量颤振实验的比较，证明其有一定的精度。并在时间域内分析了高超音速气动弹性的非线性。 运用非耦合热-结构分析方法，考虑热应力引起的附加刚度，得到热环境下的结构分析的有限元模型，并计算了两种典型结构的高超音速翼面热结构。在时间域内实现了高超音速热气动弹性的仿真。分析了温度对这两种热结构气动弹性系统的不同影响。 将伺服机构的传递函数转化为状态方程和输出方程，在时间域内同时求解结构运动方程、非定常气动力、伺服状态方程和输出方程，实现了带有伺服机构的气动弹性系统的时域仿真。通过数值模拟发现，伺服系统会降低原有气动弹性系统的稳定性，结构陷波器的引入可以减弱伺服系统和结构模态的耦合。通过附加控制面，从颤振发生的能量原理出发，设计了一种线性饱和控制律。实现了颤振的主动抑制，可以将原有气动弹性系统的临界速度提高30％以上。并分析了各种参数对该系统的影响。
吴宗成,朱自强,李津,陈泽民[6]（2002）在《绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算》文中指出采用数值模拟求解N S方程方法计算与分析了绕大钝头短体外形的跨音速大迎角时的湍流流动 .数值方法中选用VanLeer分裂格式离散无粘通量项 ,并构造了一种Limiter函数以保证TVD（TotalVariationDiminishing）性质 ,采用中心差分格式来离散粘性通量项 .计算中采用了B L湍流模型 .算例定性地表明绕流的三维分离具有准周期性的非定常特性 .
李津,朱自强,吴宗成,陈泽民[7]（2002）在《大钝头短体跨音速大迎角不同流型的计算比较》文中指出采用不同流型 （无粘 ,层流 ,湍流 ）的数值模拟方法计算了绕大钝头短体外形的跨音速大迎角时的流态 ,并进行了比较分析。数值方法中选用 van Leer分裂格式离散无粘通量项 ,并构造了一种 Limiter函数以保证 TVD性质 ;采用中心差分格式来离散粘性通量项。湍流计算中采用了 B-L湍流模型。算例表明不同流型的流态共同特点是三维分离的非定常性 ,但不同流型计算所得流态的差异较大
二、绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算（论文提纲范文）
（1）无伞末敏弹气动外形设计与气动特性分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 图表目录 |
| 符号说明 |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究状况 |
| 1.2.1 国外研究状况 |
| 1.2.2 国内研究状况 |
| 1.3 研究手段 |
| 1.4 论文的主要工作 |
| 2 无伞末敏弹气动外形设计 |
| 2.1 弹体基本气动外形和气动特性分析 |
| 2.2 尾翼基本气动外形和气动特性分析 |
| 2.3 对称尾翼末敏弹气动外形设计 |
| 2.3.1 轴向折叠尾翼设计 |
| 2.3.2 径向折叠尾翼设计 |
| 2.4 非对称尾翼末敏弹气动外形设计 |
| 2.4.1 尾翼基本外形设计 |
| 2.4.2 尾翼布局设计 |
| 2.4.3 气动力计算坐标系的建立 |
| 2.4.4 扫描角稳定判据 |
| 2.4.5 尾翼受力分析 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 无伞末敏弹风洞实验研究 |
| 3.1 实验装置 |
| 3.1.1 风洞和天平 |
| 3.1.2 模型支架及其它 |
| 3.2 对称尾翼模型实验 |
| 3.2.1 实验模型 |
| 3.2.2 实验状态和数据处理 |
| 3.2.3 实验结果及讨论 |
| 3.3 非对称尾翼模型实验 |
| 3.3.1 实验模型 |
| 3.3.2 实验状态和数据处理 |
| 3.3.3 实验结果及讨论 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 无伞末敏弹网格生成方法研究 |
| 4.1 单块结构网格生成方法 |
| 4.2 弹箭流场分区对接网格生成方法 |
| 4.2.1 旋成体弹丸流场网格生成 |
| 4.2.2 复杂外形弹箭流场网格生成 |
| 4.3 网格后续处理 |
| 4.3.1 控制体的建立 |
| 4.3.2 无量纲化 |
| 4.3.3 控制体度量系数计算 |
| 4.3.4 多重网格生成 |
| 4.3.5 并行区块分割 |
| 4.3.6 边界条件处理 |
| 4.3.7 自定义网格输出 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 流场数值计算方法研究 |
| 5.1 流体控制方程 |
| 5.1.1 控制方程 |
| 5.1.2 无量纲化 |
| 5.1.3 预处理方法 |
| 5.2 数值求解方法 |
| 5.2.1 离散方法 |
| 5.2.2 并行算法 |
| 5.3 算例验证 |
| 5.3.1 椭球体低速流场计算 |
| 5.3.2 无伞末敏弹数值算例 |
| 5.4 本章小结 |
| 6 无伞末敏弹流场和气动特性分析 |
| 6.1 四片尾翼末敏弹流场和气动特性分析 |
| 6.1.1 气动力计算结果分析 |
| 6.1.2 流场计算结果分析 |
| 6.1.3 弹表面压力系数分析 |
| 6.1.4 不同尾翼偏转角气动特性分析 |
| 6.2 三片尾翼末敏弹流场和气动特性分析 |
| 6.2.1 气动力计算结果分析 |
| 6.2.2 流场计算结果分析 |
| 6.2.3 圆柱部压力系数分析 |
| 6.2.4 尾翼压力系数分析 |
| 6.3 双翼末敏弹流场和气动特性分析 |
| 6.3.1 计算外形和网格 |
| 6.3.2 气动力计算结果分析 |
| 6.3.3 流场计算结果分析 |
| 6.4 本章小结 |
| 7 全文总结和展望 |
| 7.1 本文主要工作总结 |
| 7.2 进一步研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表论文情况 |
（2）返回舱动态稳定性物理机理分析及被动/主动控制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 返回舱动态稳定性研究进展 |
| 1.2.1 返回舱动态稳定性的机理分析及被动控制方法研究进展 |
| 1.2.2 返回舱动态稳定性的理论分析和数值方法研究进展 |
| 1.2.3 返回舱动态稳定性的主动控制方法研究进展 |
| 1.3 加权型高精度格式研究进展 |
| 1.3.1 加权型高精度格式的提出与演化 |
| 1.3.2 加权型高精度格式的改进 |
| 1.4 本文主要工作 |
| 第二章 高精度格式的构建及数值求解的关键问题处理 |
| 2.1 前言 |
| 2.2 流动控制方程 |
| 2.2.1 Navier-Stokes方程组 |
| 2.2.2 Navier-Stokes方程组的封闭 |
| 2.2.3 惯性坐标系下的Euler/Navier-Stokes方程组 |
| 2.3 PNND格式和高精度PWNND格式的构造 |
| 2.3.1 基本格式 |
| 2.3.2 Power函数限制器 |
| 2.3.3 Power NND格式 |
| 2.3.4 Power WNND格式 |
| 2.4 流动控制方程的时间离散方法 |
| 2.4.1 显式多步的TVD型Runge-Kutta时间离散方法 |
| 2.4.2 交替方向隐式分解(AF-ADI)的时间离散方法 |
| 2.4.3 双时间步(Dual-Time-Step)隐式时间离散方法 |
| 2.5 数值求解流动控制方程的关键问题处理 |
| 2.5.1 满足几何守恒律 |
| 2.5.2 选定代数湍流模型 |
| 2.5.3 初始条件与边界条件的给定及数值处理 |
| 2.5.4 结构网格生成 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 PNND和PWNND格式分析、验证与代码考核 |
| 3.1 前言 |
| 3.2 高精度格式分析 |
| 3.2.1 典型问题的计算考核 |
| 3.2.2 格式精度分析 |
| 3.2.3 格式计算效率比较 |
| 3.2.4 WNND格式与PWNND格式权系数比较 |
| 3.2.5 Power型格式特点总结 |
| 3.3 双时间步隐式时间离散方法分析 |
| 3.3.1 NACA0012翼型稳态流场验证算例 |
| 3.3.2 双时间步隐式时间离散方法分析 |
| 3.3.3 NACA0012翼型强迫俯仰振动结果分析 |
| 3.4 湍流模型在超音速平板边界层中的应用 |
| 3.5 PWNND格式在返回舱稳态流场数值模拟中的应用 |
| 3.5.1 "Stardust"号返回舱稳态气动力系数 |
| 3.5.2 "联盟"号返回舱稳态气动力系数 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 返回舱俯仰动态特性机理分析 |
| 4.1 前言 |
| 4.2 返回舱稳态流场分析 |
| 4.2.1 控制方程及计算方法 |
| 4.2.2 计算结果及分析 |
| 4.3 返回舱强迫振动动态流场分析 |
| 4.3.1 控制方程及计算方法 |
| 4.3.2 计算结果及分析 |
| 4.4 返回舱自由振动动态流场分析 |
| 4.4.1 控制方程及计算方法 |
| 4.4.2 计算结果及分析 |
| 4.5 返回舱跨声速动态不稳定特性分析 |
| 4.5.1 返回舱前体和后体相位失谐的原因分析 |
| 4.5.2 描述返回舱动态不稳定的特征尺度问题 |
| 4.5.3 返回舱与流场之间的能量交换分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 返回舱俯仰动态不稳定性的被动控制方法研究 |
| 5.1 前言 |
| 5.2 数值方法 |
| 5.2.1 控制方程 |
| 5.2.2 数值离散 |
| 5.2.3 计算网格 |
| 5.2.4 初、边值条件 |
| 5.3 不同后体外形对返回舱动态特性影响研究 |
| 5.3.1 外形描述 |
| 5.3.2 结果分析 |
| 5.4 不同质心位置对返回舱动态特性影响研究 |
| 5.5 组合被动控制方法对返回舱动态特性影响研究 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 返回舱俯仰动态不稳定性的主动控制方法初步研究 |
| 6.1 前言 |
| 6.2 横向喷流流场计算程序的验证 |
| 6.2.1 数值方法 |
| 6.2.2 飞行器固定姿态下定常流场计算 |
| 6.2.3 飞行器(带横向喷流)强迫振动流场计算 |
| 6.3 返回舱主动控制方法设计 |
| 6.3.1 控制方法简介 |
| 6.3.2 运动模型 |
| 6.3.3 经典控制方法一 |
| 6.3.4 经典控制方法二 |
| 6.3.5 模糊控制方法设计 |
| 6.3.6 简化的返回舱姿态控制系统设计 |
| 6.4 主动控制过程的数值模拟方法 |
| 6.5 结果分析 |
| 6.5.1 经典控制方法一 |
| 6.5.2 经典控制方法二 |
| 6.5.3 模糊控制方法 |
| 6.5.4 主动控制过程的流场特性分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 结束语 |
| 7.1 论文的主要研究成果和创新点 |
| 7.2 有待进一步研究的几个问题 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A PWNND格式在光滑区的精度分析及最优权系数计算 |
| 附录B 利用截断误差分析格式精度 |
（3）基于CFD技术的高效气动弹性分析方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 引言 |
| 1.1 气动弹性力学概论 |
| 1.2 气动弹性力学研究进展 |
| 1.2.1 开环气动弹性问题 |
| 1.2.2 闭环气动弹性问题 |
| 1.3 非定常空气动力学模型的研究进展 |
| 1.4 本文的研究目的和主要工作 |
| 本章参考文献 |
| 第二章 基于当地流活塞理论的超音速气动弹性分析 |
| 2.1 研究背景 |
| 2.2 气动力模型的推导 |
| 2.3 非定常气动力的验证 |
| 2.4 基于结构模态坐标的气动力表达 |
| 2.5 气动弹性分析 |
| 2.6 高超音速热气动弹性研究方法 |
| 2.6.1 热气动弹性计算模型的建立 |
| 2.6.2 受热结构的模态分析 |
| 2.6.3 算例与分析 |
| 2.6.4 结论 |
| 2.7 本章小结 |
| 本章参考文献 |
| 第三章 基于CFD技术的气动弹性高效数值方法 |
| 3.1 CFD综述 |
| 3.2 基于非结构动网格技术的非定常流场的求解 |
| 3.3 流场/结构时域耦合求解方法 |
| 3.3.1 基于气动力插值技术的龙格—库塔方法 |
| 3.3.2 杂交的线性多步方法 |
| 3.3.3 算例与分析 |
| 3.3.4 结论 |
| 3.4 气动弹性数值模拟程序的验证和应用 |
| 3.4.1 非定常气动力的验证 |
| 3.4.2 气动弹性数值模拟程序的检验 |
| 3.4.3 跨音速复杂外形的气动弹性数值模拟 |
| 3.4.4 结论 |
| 3.5 跨音速单自由度颤振—嗡鸣 |
| 3.5.1 结构方程的无量纲化 |
| 3.5.2 全动舵面嗡鸣分析 |
| 3.5.3 副翼(方向舵)嗡鸣分析 |
| 3.5.4 结论 |
| 3.6 基于近似边界条件的非定常流场求解 |
| 3.6.1 边界条件的处理 |
| 3.6.2 算例与分析 |
| 3.6.3 结论 |
| 本章参考文献 |
| 第四章 基于ROM技术的开环气动弹性研究 |
| 4.1 综述 |
| 4.1.1 基于POD技术的ROM |
| 4.1.2 基于系统辨识技术的ROM |
| 4.1.3 非线性气动力的谐波平衡方法(HB) |
| 4.2 现代系统辨识简介 |
| 4.3 基于ARX模型的ROM技术 |
| 4.4 跨音速开环气动弹性研究 |
| 4.5 操纵面机构对跨音速机翼气动弹性特性的影响 |
| 4.5.1 计算模型 |
| 4.5.2 算例分析 |
| 4.5.3 结论 |
| 4.6 飞行状态参数对跨音速导弹颤振特性的影响 |
| 本章参考文献 |
| 第五章 基于ROM技术的闭环气动弹性研究 |
| 5.1 综述 |
| 5.2 跨音速伺服气动弹性分析技术 |
| 5.2.1 研究方法 |
| 5.2.2 算例和分析 |
| 5.2.3 结论 |
| 5.3 跨音速颤振的主动抑制研究 |
| 5.3.1 闭环模型的建立 |
| 5.3.2 控制律的设计 |
| 5.3.3 计算模型 |
| 5.3.4 算例与分析 |
| 5.3.5 结论 |
| 本章参考文献 |
| 第六章 结束语和展望 |
| 附录 变量符号·上下标·缩写 |
| 致谢 |
| 博士期间撰写的学术论文 |
| 博士期间参与的工作和获得的奖励 |
（4）非定常自由来流对模型动态气动特性影响的实验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景和选题依据 |
| 1.2 相关研究综述 |
| 1.2.1 二维翼型动态失速特性相关研究 |
| 1.2.2 三角翼及其涡破碎特性的相关研究 |
| 1.2.3 三角翼动态特性的相关研究 |
| 1.2.4 非定常自由来流的相关研究 |
| 1.3 本文主要研究工作 |
| 第二章 试验模型、设备与试验技术 |
| 2.1 试验模型 |
| 2.1.1 二维翼型 |
| 2.1.2 60° 三角翼模型 |
| 2.1.3 低速风洞标模 |
| 2.2 试验设备 |
| 2.2.1 非定常风洞 |
| 2.2.2 二维翼型动态实验机构 |
| 2.2.3 三维模型静态姿态控制机构 |
| 2.2.4 三维模型动态非定常运动机构 |
| 2.2.5 动态机构控制系统 |
| 2.2.6 六分量天平测力系统 |
| 2.2.7 动态压力测量系统 |
| 2.2.8 热线风速仪 |
| 2.2.9 粒子图像测速仪 |
| 2.2.10 动态信号分析仪 |
| 2.2.11 数据采集系统 |
| 2.3 试验技术 |
| 2.3.1 非定常自由来流的生成 |
| 2.3.2 非定常气动力测量方法 |
| 2.3.3 动态压力测量方法 |
| 2.3.4 片光流动显示技术 |
| 2.3.5 瞬时流场定量测量技术 |
| 2.3.6 动态数据处理技术 |
| 第三章 非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究 |
| 3.1 非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响 |
| 3.1.1 非定常自由来流的计算结果分析 |
| 3.1.2 计算结果与实验结果的对比分析 |
| 3.1.3 非定常风洞中的实验结果分析 |
| 3.1.4 小结 |
| 3.2 俯仰沉浮运动下的二维翼型 |
| 3.2.1 翼型静态测压结果 |
| 3.2.2 翼型单独俯仰运动结果分析 |
| 3.2.3 翼型单独沉浮运动结果分析 |
| 3.2.4 俯仰沉浮耦合运动结果分析 |
| 3.2.5 小结 |
| 3.3 非定常自由来流中的动态二维翼型气动特性 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响研究 |
| 4.1 非定常自由来流对具有三角形机翼的风洞标模气动特性的影响 |
| 4.2 非定常自由来流对三角翼模型气动力特性的影响 |
| 4.3 非定常自由来流中的三角翼表面动态压力测量 |
| 4.3.1 静态压力测量结果 |
| 4.3.2 动态压力测量结果 |
| 4.4 非定常自由来流中三角翼空间流场的流动显示和 PIV 定量测量 |
| 4.4.1 流动显示结果 |
| 4.4.2 PIV 定量测量结果 |
| 4.4.3 横截面内瞬时流线拓扑结构分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 单独俯仰运动的三角翼动态气动特性研究 |
| 5.1 三角翼单独俯仰运动时各种参数对气动特性的影响 |
| 5.1.1 振荡频率的影响 |
| 5.1.2 振荡幅值的影响 |
| 5.1.3 不同振动平均攻角的影响 |
| 5.2 三角翼单独俯仰运动时上翼面动态压力分布的非定常变化 |
| 5.2.1 压力分布随攻角及时间的变化 |
| 5.2.2 不同运动状态下弦向压力分布变化 |
| 5.2.3 不同运动状态下展向压力分布变化 |
| 5.2.4 整个翼面上动态压力分布的变化 |
| 5.3 流动显示结果与定量分析 |
| 5.3.1 流动显示结果 |
| 5.3.2 PIV 测量结果 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 非定常自由来流中的动态三角翼气动特性 |
| 6.1 非定常来流与三角翼俯仰运动耦合作用下的气动特性 |
| 6.2 耦合运动下的动态压力分布 |
| 6.3 耦合运动下的流动显示和 PIV 测量结果分析 |
| 6.3.1 流动显示结果 |
| 6.3.2 PIV 定量测量 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 非定常气动力建模研究 |
| 7.1 气动力建模的研究与发展 |
| 7.2 多变量非线性非定常气动力的智能化辩识 |
| 7.2.1 模糊数学的一些基本知识 |
| 7.2.2 模糊逻辑建模 |
| 7.2.3 基于模糊聚类的模糊神经网络建模 |
| 7.3 本章小结 |
| 第八章 非定常气动力数学模型的应用 |
| 8.1 大迎角滚转运动稳定性分析 |
| 8.1.1 非线性非定常数学模型 |
| 8.1.2 动导数仿真计算 |
| 8.1.3 飞机绕体轴滚转运动稳定性计算 |
| 8.1.4 飞机滚转运动的李雅普诺夫稳定性分析 |
| 8.1.5 小结 |
| 8.2 过失速机动的数值仿真分析 |
| 8.2.1 飞机本体模型 |
| 8.2.2 发动机数学模型 |
| 8.2.3 非定常气动力数学模型 |
| 8.2.4 模糊控制 |
| 8.2.5 仿真结果分析 |
| 8.2.6 小结 |
| 8.3 本章小结 |
| 第九章 总结与展望 |
| 9.1 全文总结 |
| 9.2 后续工作展望 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的主要论文 |
| 参考文献 |
（5）超音速、高超音速非线性气动弹性问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 引言 |
| 1.1 气动弹性问题的研究背景和内容 |
| 1.2 气动弹性力学的主要研究方法 |
| 1.3 超音速、高超音速气动弹性的研究背景及现状 |
| 1.4 本人的研究内容和研究方法 |
| 第二章 气动力模型 |
| 2.1 发展综述 |
| 2.2 超音速、高超音速气动力的工程计算方法 |
| 2.2.1 概述 |
| 2.2.2 各种超音速、高超音速气动力工程计算方法 |
| 2.2.3 综合工程方法及其向非定常气动力的推广 |
| 2.2.4 超音速、高超音速定常气动力的验证 |
| 2.2.5 结论 |
| 2.3 CFD技术的简介及发展现状 |
| 2.4 基于定常CFD技术的非定常气动力求解方法-当地流活塞理论 |
| 2.4.1 当地流活塞理论的产生背景及其推导 |
| 2.4.2 当地流活塞理论的验证 |
| 2.4.3 结论 |
| 第三章 气动弹性仿真模型的建立及其时域模拟 |
| 3.1 飞行器结构变形的表达方法 |
| 3.2 超音速、高超音速气动弹性的时域模拟 |
| 3.2.1 气动弹性仿真模型的建立 |
| 3.2.2 气动弹性仿真结果及其与实验结果的比较 |
| 3.3 考虑气动加热的超音速、高超音速气动弹性模拟 |
| 3.3.1 概述 |
| 3.3.2 热气动弹性仿真模型的建立 |
| 3.3.3 热环境下典型结构的动力学计算 |
| 3.3.4 热气动弹性计算模型和结果 |
| 3.3.5 结论 |
| 3.4 高超音速气动弹性中的非线性现象 |
| 3.4.1 高超音速气动力的非线性分析 |
| 3.4.2 高超音速中气动弹性非线性的若干现象 |
| 3.4.3 结论 |
| 第四章 伺服气动弹性仿真和颤振的主动抑制 |
| 4.1 伺服气动弹性的时域模拟 |
| 4.1.1 伺服气动弹性的研究背景及其现状 |
| 4.1.2 飞行控制系统简述 |
| 4.1.3 伺服气动弹性仿真模型的建立 |
| 4.1.4 伺服气动弹性的仿真结果及其被动抑制 |
| 4.1.5 结论 |
| 4.2 颤振的主动抑制 |
| 4.2.1 概述 |
| 4.2.2 颤振主动抑制系统模型的建立 |
| 4.2.3 颤振主动抑制系统的时域仿真及参数分析 |
| 4.2.4 结论 |
| 第五章 工作总结与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 附录 |
（6）绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算（论文提纲范文）
| 1 数值模拟方法 |
| 1.1 主控方程 |
| 1.2 有限体积离散和数值方法 |
| 1.3 边界条件处理简述 |
| 2 计算网格 |
| 3 流场的数值计算结果和讨论 |
| 4 结 束 语 |
（7）大钝头短体跨音速大迎角不同流型的计算比较（论文提纲范文）
| 1 数值模拟方法 |
| (1) 主控方程 |
| (2) 有限体积离散和数值方法 |
| (3) 边界条件处理 |
| 2 计算网格 |
| 3 流场的数值计算结果和讨论 |
| 4 结束语 |
四、绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算（论文参考文献）
- [1]无伞末敏弹气动外形设计与气动特性分析[D]. 周志超. 南京理工大学, 2011(07)
- [2]返回舱动态稳定性物理机理分析及被动/主动控制方法研究[D]. 赵海洋. 国防科学技术大学, 2007(07)
- [3]基于CFD技术的高效气动弹性分析方法研究[D]. 张伟伟. 西北工业大学, 2006(04)
- [4]非定常自由来流对模型动态气动特性影响的实验研究[D]. 史志伟. 南京航空航天大学, 2006(06)
- [5]超音速、高超音速非线性气动弹性问题研究[D]. 张伟伟. 西北工业大学, 2004(03)
- [6]绕大钝头短体外形跨音速大迎角湍流流动计算[J]. 吴宗成,朱自强,李津,陈泽民. 北京航空航天大学学报, 2002(06)
- [7]大钝头短体跨音速大迎角不同流型的计算比较[J]. 李津,朱自强,吴宗成,陈泽民. 航空学报, 2002(04)